El Bell 214ST Super Transport es un helicóptero multipropósito desarrollado por la firma estadounidense Bell Helicopter Textron. Este helicóptero representa una evolución del Bell 214A, cuya variante de transporte militar comenzó a desarrollarse en 1972 para el ejército iraní. Irán encargó 283 unidades, optimizadas para operar en condiciones de terreno montañoso y altas temperaturas.
El primer vuelo del prototipo del Bell 214ST tuvo lugar en febrero de 1977. La producción de tres helicópteros de pre-serie comenzó en 1978, y en 1979 se inició la fabricación del primer lote de producción de 107 helicópteros 214ST. Las entregas comenzaron en 1982 y concluyeron en 1989.
En 1982, el helicóptero 214ST fue certificado en los EE. UU. como variante de transporte civil con capacidades multipropósito. También obtuvo la certificación de categoría de transporte en Canadá, Japón, Inglaterra y Estados Unidos, donde se utiliza para el servicio de plataformas de perforación marinas. Adicionalmente, en su variante de transporte militar, se encargaron 45 helicópteros para Irak, 11 para Perú, 9 para Tailandia y 4 para Venezuela.
El Bell 214ST continúa la línea de desarrollo de los helicópteros Bell 205, 212 y 214, pudiéndose considerar como un helicóptero de nueva generación. En cuanto a sus características de capacidad de carga, se aproxima a los helicópteros multipropósito y de transporte Sikorsky S-70. También se consideró la posibilidad de utilizar un rotor principal de cuatro palas con un cubo «tipo 600».
El Bell 214ST fue desarrollado con fondos propios de la empresa Bell, que invirtió más de 100 millones de dólares en su diseño y certificación. El precio de un helicóptero Bell 214ST de producción en 1988 era de 6.5 millones de dólares.
Diseño y Estructura
El helicóptero presenta un diseño de rotor único con un rotor de cola, dos motores de turbina de gas (GTE) y un tren de aterrizaje de esquíes.
El fuselaje es de metal, tipo semi-monocasco de construcción reforzada, con grandes puertas de carga deslizantes a ambos lados y puertas para la tripulación. La cabina, con una longitud máxima de 4.13 m, un ancho de 2.41 m y un volumen de 8.95 m³, cuenta con 15 asientos en la variante de pasajeros, dispuestos en tres filas y dos asientos adicionales en la base del eje del rotor principal.
En la variante de carga, los asientos son extraíbles. Un compartimento de equipaje de 1.84 m³ se encuentra detrás de la cabina de carga. Dispone de un sistema estándar de calefacción y ventilación.
El estabilizador es de cola completa, controlable, de forma rectangular en planta, con una envergadura de 2.85 m y un área de 2.22 m². El larguero de cola, diseñado como un timón, tiene una altura de 1.5 m y un área de 1.65 m².
El rotor principal es bipala, con palas de forma rectangular en planta y una construcción avanzada que utiliza materiales compuestos. El larguero y el larguerillo a lo largo del borde de salida de la pala están hechos de fibra de vidrio con fibras unidireccionales, mientras que el revestimiento es de fibra de vidrio con fibras orientadas a un ángulo de +45°. Los compartimentos entre el larguero y el larguerillo tienen una estructura de nido de abeja con material Nomex como relleno.
El borde de ataque de la pala está cubierto con una cinta protectora de titanio, y la punta de la pala es de acero inoxidable, extraíble, con una cuerda de 0.84 m. El cubo con una articulación horizontal común tiene rodamientos elastoméricos. El helicóptero incorpora el sistema «Noda-Matic» de Bell para la suspensión del mástil del rotor principal, que reduce las vibraciones e incluye amortiguadores elastoméricos que no requieren lubricación durante 1500 horas de funcionamiento. El freno del rotor principal es estándar.
El rotor de cola tiene un diámetro de 2.95 m, es bipala y sus palas son intercambiables. El larguero tiene la forma del borde de ataque de la pala y está hecho de acero inoxidable. La parte central de la pala es de aleación de aluminio con un relleno de estructura de nido de abeja, y el larguerillo a lo largo del borde de salida de la pala es de fibra de vidrio. La cuerda de la pala es de 0.36 m.
El tren de aterrizaje es de esquíes no retráctil, con una trocha de 2.64 m. Existe una opción de tren de aterrizaje estándar de tres puntos con una trocha de 2.83 m.
Planta Motriz
La planta motriz consta de dos motores acoplados General Electric CT7-2A con turbina libre, alojados en un carenado detrás del eje del rotor principal. La potencia al despegue del motor es de 1210 kW.
En caso de fallo de un motor, el segundo es capaz de funcionar en modo de emergencia, desarrollando una potencia de 1270 kW. Las dimensiones del motor son: longitud 1.168 m, diámetro 0.635 m. Los motores están equipados con un sistema antihielo.
El sistema de combustible incluye siete tanques interconectados protegidos con una capacidad de 1674 litros. Se prevé la instalación de dos tanques adicionales de 2 x 329 litros en la parte trasera de la cabina y un tanque auxiliar de 95 litros debajo del asiento del pasajero.
La transmisión se compone de un reductor principal, un reductor intermedio, un reductor combinado, un reductor del rotor de cola y ejes de conexión. La transmisión del rotor principal está diseñada para transferir una potencia máxima de 1730 kW, 1420 kW en régimen continuo máximo y 1270 kW cuando funciona un solo motor. Los reductores combinado, intermedio y del rotor de cola pueden operar sin lubricación durante una hora.
El sistema de control de los rotores principal y de cola es hidráulico, con asistencia y duplicado. Dispone de un sistema para mejorar la estabilidad en cabeceo, alabeo y guiñada. El sistema hidráulico asegura el funcionamiento del sistema de control y los frenos.
También cuenta con un sistema de enfriamiento de aceite en la transmisión y el reductor combinado. La presión en el sistema hidráulico es de 21.3 MPa, suministrada por dos bombas accionadas por el reductor principal. El caudal de fluido de trabajo en el sistema hidráulico es de 25.4 l/min y 19 l/min (en el sistema hidráulico de uso general).
El sistema eléctrico es duplicado e incluye dos generadores accionados por el reductor principal.
Sistemas y Aviónica
El helicóptero está equipado con sistemas de mejora de la estabilidad y control (SCAS), de ajuste de posición y altura (AARS), y un sistema de control electro-remoto automático (con uso de computadora) para el estabilizador.
El equipo electrónico incluye un sistema estándar de navegación y comunicación con doble redundancia, equipo de radionavegación, radiogoniómetro, transpondedor, equipo de medición de distancia y un computador de señales aéreas. Se prevé la instalación de un radar y un sistema de navegación de baja frecuencia.
A solicitud del cliente, se instala un sistema antihielo, tren de aterrizaje de flotadores de emergencia, puntos de anclaje para cargas externas, un cabrestante y dos balsas salvavidas inflables para 10-12 personas.
Especificaciones Técnicas
| Modificación | Bell 214ST |
| Diámetro del rotor principal, m | 15.85 |
| Diámetro del rotor de cola, m | 2.95 |
| Longitud, m | 18.95 |
| Altura, m | 4.84 |
| Peso vacío | 4284 |
| Peso máximo al despegue | 7938 |
| Combustible interno, l | 1647 + 659 opcional |
| Tipo de motor | 2 motores turboeje General Electric CT7-2A |
| Potencia, kW | 2 x 1212 |
| Velocidad de crucero, km/h | 259 |
| Alcance práctico, km | 1020 |
| Radio de combate, km | 858 |
| Tasa de ascenso, m/min | 543 |
| Techo práctico, m | 1950 |
| Techo estático, m | 1460 |
| Tripulación | 1 – 2 tripulantes |
| Carga útil | 18 pasajeros o 3493 kg de carga |
Galería de imágenes y diagramas del Bell 214ST Super Transport
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